激光毛化對Cf/SiC與TC4釬焊接頭組織及性能的影響

李海剛 畢建勛 馬武軍 邱金蓮 李 棟

(1 航天材料及工藝研究所，北京 100076) (2 上?？臻g推進研究所，上海 200223)

(a) 低倍 (b) 高倍

(a) 低倍 (b) 高倍

·新材料新工藝·

激光毛化對Cf/SiC與TC4釬焊接頭組織及性能的影響

李海剛1畢建勛1馬武軍2邱金蓮2李 棟1

(1 航天材料及工藝研究所，北京 100076) (2 上?？臻g推進研究所，上海 200223)

文 摘 由于線脹系數差異大，Cf/SiC復合材料與TC4鈦合金釬焊接頭容易形成較大的內應力而開裂失效。為了進一步提高接頭強度，應用激光毛化工藝在Cf/SiC表面燒蝕出微孔，采用銀基釬料對Cf/SiC與TC4進行釬焊。焊后對接頭力學性能進行測試，對接頭界面及斷口顯微組織進行觀察。結果表明：焊前對Cf/SiC表面進行激光毛化處理，釬料能夠填充微孔并形成良好的釬焊界面，能夠提高Cf/SiC與TC4釬焊接頭的剪切強度。

激光毛化，Cf/SiC陶瓷基復合材料，鈦合金，釬焊

0 引言

在Cf/SiC復合材料與金屬多種焊接方法中，釬焊是一種常用的且已被成功應用的焊接方法。目前美國、歐洲等國家已經實現了Cf/SiC復合材料噴管的釬焊連接，并在發動機上進行了成功應用[1-5]。加利福尼亞大學Anthony T. Hartman等人[6]為微小型運載器(NVL)上面級研制的3 650 N(800磅)液氧/甲烷發動機。該發動機采用了Cf/SiC復合材料噴管，噴管用Cusil-ABA釬料與Inconel 625金屬環焊接連接，然后與發動機金屬頭部焊接。EADS ST在500 N Cf/SiC復合材料噴管遠地點火箭發動機研制過程中，將 Cf/SiC-金屬連接作為一項關鍵技術[7]。目前，國內也開展了相關的研究工作[8]，但由于復合材料與金屬熱脹系數差異大，容易在焊縫內部形成較大的殘余應力而導致接頭發生破壞。

為了進一步提高Cf/SiC復合材料與鈦合金釬焊接頭強度，本文利用激光打孔技術在復合材料焊接面上燒蝕一系列微孔(激光毛化工藝)，再進行Cf/SiC復合材料與鈦合金釬焊試驗，研究激光毛化工藝對復合材料與鈦合金釬焊接頭組織性能的影響。

1 實驗

1.1 材料

Cf/SiC復合材料試樣由纖維束為三維方向編織、SiC沉積復合而成，其中纖維體積分數為40%～45%，切割成方塊,焊接面尺寸為5.5 mm×3.6 mm，高5 mm。TC4試樣尺寸為Φ18 mm×4 mm，市售。使用AgCuTi釬料進行釬焊。

1.2 試驗方法

釬焊試樣分為三組，試樣狀態差別如表1所示。

表1 試樣情況

每組包括4個試樣，其中3個進行剪切強度測試，對比分析激光毛化打孔對釬焊接頭抗剪強度的影響，并觀察剪切斷口形貌；1個試樣進行金相剖切，用于接頭顯微組織形貌觀察及XRD物相分析。

焊前先對復合材料焊接面進行激光毛化打孔，打孔工藝參數為：頻率1 Hz、脈寬25 ms、電流170 A、功率50 W。將不同狀態的Cf/SiC及TC4待焊面用200#砂紙打磨光亮并用酒精清洗干凈。將膏狀銀基釬料涂覆在焊縫處，按圖1所示將試樣夾緊。使用WZQH-30真空釬焊爐進行真空釬焊。

焊后利用FEI Quanta 200 型掃描電鏡(SEM)及配套的X射線能譜儀(EDX)對釬焊接頭顯微形貌、剪切斷口形貌進行觀察，并對接頭組織進行成分分析。利用XRD方法對釬縫層物相結構進行分析。

2 結果及分析

2.1 釬焊接頭界面組織

圖2為未激光毛化的釬焊試樣接頭顯微組織照片，圖3為激光毛化后釬焊試樣接頭顯微組織照片以及毛化細孔填充情況。從圖2可以看出，釬料與復合材料形成一個較為平緩的連接界面，Ti與復合材料中的Si、C元素發生互擴散，形成Ti-Si-C反應物和TiC相。從圖3可以看出，釬料不僅與Cf/SiC復合材料連接界面形成反應潤濕，而且填充經激光毛化作用形成的錐形孔洞。

(a) 低倍 (b) 高倍

圖2 未毛化釬焊試樣接頭顯微組織

Fig.2 Microstructure of the joints without laser roughing

對比圖2和圖3，TC4與Cf/SiC間均形成了無缺陷的釬縫層，釬縫層內釬料與基體材料之間的反應機制并未發生變化。由于激光毛化后在復合材料表面形成了錐形孔。在釬焊溫度下，釬料中的基體合金熔化，依靠毛細作用及其自身的流動性，填充了錐形孔，從而在焊后形成了一個個“錐釘”。對圖3 (c)局部區域(圖4)進行能譜分析，結果見表2。

位置成分/at%AgCuTiSiC其他10．692．5345．9117．1433．7302022．3728．903．0737．478．2031．1922．0329．403．8337．366．1940000100．0005026．7933．982．6133．523．09602．1040．2925．9831．630760．657．240032．12081．6757．733．48037．120

分析結果表明，激光燒蝕出的錐形孔內壁，非光滑表面。釬料熔化后依靠毛細作用及自身流動性，填充錐形孔，并在錐形孔內壁形成潤濕良好的界面。界面邊緣存在大量深灰色的Ti-Si-C塊狀物(位置6)。該界面為深灰色的Ti-Si-C(位置1)及淺灰色Ti-C相(位置2、3)。同時釬料包裹C纖維(位置4)形成一層Ti-C反應層。其余為銀固溶體及Ti-Cu相(位置5、7、8)。

2.2 接頭剪切強度

第Ⅰ～III組釬焊試樣剪切強度測試結果分別為：68.3、83.0、85.7 MPa。從平均剪切強度對比來看：第II組試樣比第I組平均強度值提高了21.5%，第III組試樣比第I組試樣平均強度提高了25.5%。數據表明，在復合材料待焊面上進行激光毛化打孔有利于提高釬焊接頭的剪切強度，試樣II與試樣III強度無明顯差異。

2.3 激光毛化對斷口形貌影響

圖5、圖6為未激光毛化的釬焊試樣剪切試樣斷口SEM形貌照片及XRD分析結果。

從圖5中可以看出，未進行激光毛化的試樣剪切破壞后，在TC4斷口顯示出排列規則的凹坑。這是在剪切破壞過程中，復合材料試樣在釬縫層界面發生剝落，碳纖維從釬縫層上“拔出”而在其表面形成排列規則的“凹坑”。對應的復合材料試樣斷口XRD分析結果表明，該斷口主要由SiC及Ti-C化合物(Ti8C5、C0.93Ti)組成，進一步確定剪切斷裂發生在復合材料與釬縫層的反應界面處。

圖7、圖8為試樣II、III剪切斷口形貌。從圖7(a)、8(a)可以看出，剪切斷裂層依然位于復合材料與釬縫的反應界面。在激光毛化形成的錐形孔的位置，釬料填充錐形孔形成的一系列“錐釘”。這些“錐釘”在剪切力作用下，沿復合材料與釬縫層的界面發生斷裂。對圖8(b)所示區域進行了能譜分析，能譜曲線見圖9，各元素成分及其含量見表3。

(a) 低倍 (b) 高倍

圖7 試樣II斷口形貌

Fig.7 Fracture morphology of sample (group II)

表3 試樣II斷口區域2成分分析

結果表明，該斷裂處物相成分與釬縫層成分一致。分析認為：由于釬縫層與“錐釘”結合力較高，因此焊縫受剪時，首先“錐釘”會擠壓復合材料表面錐形孔內壁。錐形孔一側受到擠壓，另一側則與“錐釘”連接界面受拉；當剪切力達到一定強度時，“錐釘”在受力方向一側與錐形孔內壁脫落開裂[圖7(b)、8(b)、8(c)箭頭所示]，導致復合材料與釬縫層間形成錯位，之后發生碳纖維從釬縫層界面上脫落，最終發生剪切破壞。破壞方式包括“釘狀物”與釬縫層間剪切斷裂[圖7(b)、8(b)]、或者“釘狀物”脫落[圖8(c)]，以及復合材料與釬縫層間的剪切斷裂。與未進行激光毛化的試樣相比，激光毛化后試樣釬焊形成的“釘狀物”，在剪切測試過程中承受了較大的剪切力，起到了“扎釘”作用，從而提高了接頭的強度。

3 結論

(1)未毛化的復合材料與AgCuTi釬料間形成一個較為平緩的連接界面。而毛化后的試樣在焊后釬料填充復合材料表面激光毛化孔洞并發生冶金反應，形成"錐釘"型界面。

(2)釬焊過程中，釬料中的Ti與復合材料中的Si、C元素發生互擴散，在復合材料表面形成Ti-Si-C反應層和TiC相。

(3)剪切試樣斷口形貌表明，釬料填充毛細孔洞后，形成一定的“扎釘”作用。在本文實驗參數下，能夠提高接頭的剪切強度21.5%～25.5%。

[1] COHN K. Liquid propulsion. Thrust chamber design [M]. Encyclopedia of Aerospace Engineering. Encyclopedia of Aerospace Engineering, Volume 2 Propulsion and Power, Wiley Publishers，2009

[2] 葛明龍，田昌義，孫繼國. 碳纖維增強復合材料在國外液體火箭發動機上的應用[J]. 導彈與航天運載技術，2003(4)：22-26

[3] MELCHIOR A. A new bipropellant rocket engine for orbital maneuvering [R]. AIAA,90-2052.

[4] ALTING J，GRAUER F，HAGEMANN G，et al. Hot-firing of an advanced 40 kN thrust chamber [R] .AIAA,2001-3260.

[5] IMMICH H，KRESTSCHMER J，PRECLIK D. Thrust chamber technology development for future launch vehicle liquid rocket engines [R]. AIAA,2001-3544.

[6] DANIEL L，TUMINO G，HENRIKSEN T. Advanced composite technology in reusable launch vehicle [R]. AIAA,2004-5825.

[7] SCHMIDT S，BEYER S，KNABE H，et al. Advanced ceramic matrix composite materials for current and future propulsion technology applications [R]. 54thInternational Astronautical Congress，2003.

[8] 劉志泉，馬武軍.C/SiC復合材料推力室應用研究[J].火箭推進,2011，37(2)：19-24.

Influence of Laser Roughing Technology on Microstructure and Properties of Cf/SiC-TC4 Brazing Joints

LI Haigang1BI Jianxun1MA Wujun2QIU Jinlian2LI Dong1

(1 Aerospace Research Insitute of Materials & Processing Technology, Beijing 100076) (2 Shanghai Institute of Space Propulsion, Shanghai 200233)

Micro-holes were ablated on the brazing sureface of Cf/SiC CMCs by laser roughing technology. And the Cf/SiC-TC4 brazing joint was achieved by Ag-based filler. Then mechanical properites were tested, the microstructure of the joints and the shear fracture were observed. The results show that, the filler can filled the micro-holes, and the shearing strength of the joints were enhanced.

Laser roughing technology, Cf/SiC CMCs, Titanium, Brazing

2016-12-05

李海剛,1972年出生,碩士，高級工程師，主要從事真空釬焊、擴散焊研究工作。E-mail:lhg703@sina.com

TG454

10.12044/j.issn.1007-2330.2017.01.008